Saturn V

Z Wikipedii, wolnej encyklopedii
Skocz do: nawigacja, szukaj
Saturn V
Pierwsza rakieta Saturn V AS-501, przed misją Apollo 4
Pierwsza rakieta Saturn V AS-501, przed misją Apollo 4
Producent USA
Rodzina rakiet Saturn
Przeprowadzone starty 13
Nieudane starty 0
Udane starty 100%
Data pierwszego startu 9 listopada 1967
Data ostatniego startu 14 maja 1973
Zdolność wynoszenia 118 000 kg na LEO
Wymiary
Długość 110,6 m
Średnica 10,1 m
Masa całkowita 3 038 500 kg
Człony
Człon 1. S-IC
Człon 2. S-II
Człon 3. S-IVB 500

Saturn Vwielostopniowa rakieta kosmiczna jednokrotnego użytku na paliwo ciekłe, wykorzystywana przez NASA w programach załogowych lotów kosmicznych Apollo[1] i Skylab[2]. Była to największa z rakiet należących do rodziny Saturn. Została zaprojektowana przez zespół pod kierownictwem Wernhera von Brauna i Artura Rudolpha w instytucie Marshall Space Flight Center przy udziale firm Boeing, North American Aviation, Douglas Aircraft Company oraz IBM.

Głównym powodem budowy rakiety Saturn V był program Apollo, którego cel stanowił załogowy lot na Księżyc (zrealizowany misją Apollo 11). Rakiety typu Saturn V wykorzystywano w latach 1967-1973 podczas 13 misji, w tym 10 załogowych (21 grudnia 1968 – 6 grudnia 1972 r.). Godny zauważenia jest fakt wysokiej bezawaryjności tej konstrukcji, bowiem podczas eksploatacji doszło jedynie do dwóch niewielkich awarii rakiety (podczas misji Apollo 6 i Apollo 13 nastąpiła awaria jednego z silników, jednak komputer pokładowy zdołał wyrównać spadek mocy).

Tło powstania[edytuj | edytuj kod]

Na początku lat 60. XX wieku ZSRR prowadził w wyścigu kosmicznym. W 1957 Sowieci umieścili na orbicie pierwszego satelitę Sputnika 1, a 12 kwietnia 1961 Jurij Gagarin został pierwszym człowiekiem w kosmosie.

25 maja 1961 prezydent Stanów Zjednoczonych Kennedy ogłosił, że Ameryka wyśle do końca dziesięciolecia ludzi na Księżyc. W tym czasie jedynym załogowym lotem kosmicznym USA był 15-minutowy suborbitalny Freedom 7 z Alanem Shepardem na pokładzie. Na świecie wówczas nie było rakiety zdolnej wynieść załogową kapsułę w kierunku Księżyca. Projektowano rakietę Saturn I, lecz była ona za słaba by móc wynieść ludzi na srebrny glob.

We wczesnych planach NASA rozważała trzy możliwości lotu.

  • Lot bezpośredni, w którym cały statek kosmiczny lądowałby na Księżycu i z niego wracał.
  • Spotkanie na orbicie okołoziemskiej wymagające lotu dwóch rakiet: jednej z kapsułą i drugiej z paliwem. Tu także cały pojazd kosmiczny miał lądować na Księżycu.
  • Spotkanie na orbicie okołoksiężycowej, projekt który został przyjęty, gdzie statek kosmiczny składał się z modułu serwisowego i dowodzenia – Apollo Command/Service Module (CSM) i modułu lądownika – Lunar Module (LM). CSM miał przetransportować trzyosobową załogę w kierunku Księżyca oraz umożliwić bezpieczne wejście w atmosferę ziemską w czasie powrotu. LM miał odłączyć się od modułu CSM na orbicie Księżyca i bezpiecznie wylądować.

Saturn C-1 do C-4[edytuj | edytuj kod]

Pomiędzy 1960 a 1962 rokiem Marshall Space Flight Center projektowało rakiety służące do różnych misji.

  • Saturn C-1, który został nazwany Saturn I
  • Saturn C-2, z którego wyłonił się Saturn C-3.
  • Saturn C-3 – Chciano go wykorzystać w koncepcji Lotu bezpośredniego, lecz wymagałoby to pięciu startów do wykonania jednej misji. Posiadałby on 2 silniki F-1 w pierwszym stopniu, 4 silniki J-2 w drugim stopniu oraz człon S-IVB z sześcioma silnikami RL-10 jako trzeci stopień.
  • Saturn C-4, który również miał być wykorzystany w Locie bezpośrednim, wówczas wymagałoby to dwóch startów tej rakiety podczas jednej misji. Miałaby mieć 1 silnik F-1 w pierwszym stopniu, 4 silniki J-2 w drugim stopniu i człon S-IVB z jednym silnikiem J-2 jako trzeci stopień.

Saturn C-5[edytuj | edytuj kod]

10 stycznia 1962 roku Marshall Space Flight Center ogłosiła plan zbudowania rakiety C-5. Plany zakładały pierwszy stopień z pięcioma silnikami F-1, drugi stopień z pięcioma silnikami J-2 a także S-IVB jako trzeci stopień rakiety. Pierwsze cztery starty miały być bezzałogowymi lotami testowymi, a pierwszy lot załogowy miał się odbyć nie później niż w roku 1969.

W 1963 r. rakietę C-5 przemianowano na Saturn V.

Pierwszy bezzałogowy start miał miejsce 9 listopada 1967 (misja Apollo 4).

Pierwszy załogowy start odbył się 21 grudnia 1968 (misja Apollo 8).

Konstrukcja rakiety[edytuj | edytuj kod]

Plik wideo Saturn V

Szczegóły budowy rakiety Saturn V

Problem z odtwarzaniem pliku? Zobacz Pomoc.

Saturn V jest jednym z najbardziej zaawansowanych technicznie tworów człowieka w historii. Była to rakieta wysoka na 110 metrów, miała 10 metrów średnicy i była w stanie wynieść 118 ton ładunku na LEO. Użyto w niej silników F-1 oraz J-2. Podczas testów huk silników był słyszalny w promieniu 80 km.

Człony rakiety[edytuj | edytuj kod]

Rakieta składała się z trzech stopni. Wszystkie napędzane były paliwem ciekłym. Separację członów podczas startu wspomagały niewielkie ładunki separujące.

S-IC wykorzystany w misji Apollo 8. Tutaj podczas montażu w VAB. 1 lutego 1968 roku

S-IC – pierwszy stopień[edytuj | edytuj kod]

Information icon.svg Osobny artykuł: S-IC.

Stopień ten został skonstruowany w firmie Boeing Company w Nowym Orleanie gdzie później były budowane zbiorniki ET dla wahadłowców. Był wysoki na 42 metry, a jego średnica wynosiła 10 metrów. Ciąg jaki wytwarzało 5 silników F-1 wynosił 34,02 MN. Stopień ten był wykorzystywany podczas pierwszych 67 kilometrów wznoszenia.

S-II – drugi stopień[edytuj | edytuj kod]

Information icon.svg Osobny artykuł: S-II.

Stopień ten skonstruowała firma North American Aviation w Seal Beach w Kalifornii. Miał 5 silników J-2, które wytwarzały ciąg 5 MN. 97% masy stanowiło paliwo.

S-IVB – trzeci stopień[edytuj | edytuj kod]

Information icon.svg Osobny artykuł: S-IVB.

Stopień został skonstruowany przez firmę Douglas Aircraft Company w Huntington Beach w Kalifornii. Posiadał jeden silnik J-2. Człon ten wykorzystywano podczas końcowych chwil wchodzenia na orbitę, a potem do TLI (ang. Trans Lunar Ignition)[3]. Był to jedyny stopień na tyle mały, że mógł być transportowany przez samolot. Stopień ten był również wykorzystywany jako drugi stopień w rakiecie Saturn IB

Instrument Unit[edytuj | edytuj kod]

Był to okrąg zamieszczony nad trzecim stopniem skonstruowany przez IBM. Zawierał komputer kontrolujący rakietę podczas startu aż do separacji członu S-IVB. Zapisywał telemetrię oraz korygował kurs rakiety.

Porównanie[edytuj | edytuj kod]

Rodzina rakiet Saturn V
Porównanie wielkości rakiety Saturn V i N1

Radziecką odpowiedzią na Saturna V była rakieta N1. Saturn V był wyższy, cięższy i wytwarzał większy ciąg podczas startu, ale pierwszy stopień N1 miał większą średnicę[4]. Rakieta N1 wykonała cztery testowe loty przed zakończeniem programu, lecz wszystkie skończyły się niepowodzeniem. Pierwszy stopień Saturna V posiadał 5 silników F-1 o ogromnej mocy, natomiast N1 wyposażona była w 30 małych silników. Podczas dwóch startów, Apollo 6 i Apollo 13 doszło do spadku mocy jednego z silników, lecz komputer zdołał wyrównać ciąg. N1 była projektowana w pośpiechu i nigdy nie przetestowano silników jednocześnie co powodowało katastrofy podczas startów. Gdyby przetestowano pierwszy stopień N1 osobno można by uniknąć tych niedociągnięć.[potrzebne źródło]

Trzystopniowy Saturn V wytwarzał ciąg 34,02 MN i miał udźwig 118 ton na niską orbitę okołoziemską. W misji Apollo 15 podczas startu rakieta wytworzyła ciąg 34,8 MN. Gdy startowała rakieta w wersji Saturn INT-21 wynosząca stację Skylab na orbitę osiągnęła ona ciąg 35,1 MN. Dla porównania N1 dysponowała ciągiem 44 MN na poziomie morza. Jednak żadne działania w użyciem N1 nie zakończyły się sukcesem.

Radziecka rakieta Energia w wersji "Wulkan" teoretycznie mogłaby wynieść na LEO 175 ton i wytworzyć ciąg 46 MN, lecz nigdy nie wykonała startu w tej konfiguracji.

Wahadłowiec kosmiczny wytwarzał podczas startu ciąg 30,1 MN, ale miał udźwig na LEO 28 800 kg, co stanowi 25% udźwigu Saturna V. Gdy uzna się cały orbiter za ładunek – udźwig wynosił 112 ton.

Europejska rakieta Ariane 5 w wersji Ariane 5 ECA może wynieść 10 000 kg na orbitę transferową (GTO). Amerykańska Delta IV Heavy wyniosła 21 grudnia 2004 na GTO ładunek o masie 13 100 kg. Rakieta Atlas V wykorzystująca silnik RD-180 oparty na rosyjskiej technologii może wynieść 25 000 kg na LEO bądź 13 605 kg na GTO.

Przypisy

  1. Saturn V na stronie NASA
  2. Skylab na stronie NASA
  3. Trans Lunar Ignition - praca silnika rakietowego członu S-IVB nadawała zestawowi CSM i LM II prędkość kosmiczną i kurs na orbitę okołoksiężycową
  4. N1 Encyclopedia Astronautica
Commons in image icon.svg

Zobacz też[edytuj | edytuj kod]

Linki zewnętrzne[edytuj | edytuj kod]